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新型排翼式浮升一体化飞艇的布局设计和气动研究

李峰, 叶正寅, 高超

计算物理 2013, 30 (2): 180-186.

摘要（293）

PDF （1816KB）（1457）

以传统的NACA系列翼型为基准,设计一类实用高效的新型排翼式浮升一体化飞艇.通过数值计算,对浮升一体化飞艇的气动问题和布局设计展开系统的研究,综合分析和评估各气动布局形式的浮升特性.研究结果表明:排翼式浮升一体化飞艇不仅具有接近常规飞艇的体积效率,而且利用后翼对前翼下表面气流形成的阻滞和排翼重叠区域之间的气流加速作用,其总体升阻比较单排翼增大50%以上,当速度大于30 m·s^-1之后可以使飞艇的自重降低,有效载荷提高;同时,排翼式飞艇的弦向尺寸较小,可有效降低材料的表面张力,为高空飞艇表面柔性材料提供了较宽的选择范围.

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非结构混合网格上的NS方程求解方法

王刚, 叶正寅

计算物理 2004, 21 (2): 161-165.

摘要（293）

PDF （305KB）（1222）

提出了一套较为通用的,完全自动化的非结构混合网格生成方法.在物面粘性作用区,采用一种改进的推进层方法生成三棱柱形和金字塔形网格;在其他流动区域采用阵面推进方法生成四面体网格.采用一种改进精度的格心有限体积法对三维NS方程进行了求解,在加速收敛措施方面,提出了一种新的当地时间步长取定方法来减小质量较差的网格单元对流场计算稳定性和收敛速度的不利影响.以M6机翼和DLR/F4翼身组合体外形的粘性流场作为数值算例,验证了上述网格生成和流场求解方法的正确性和实用性.

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带有结构非线性的跨音速翼型颤振特性研究

杨永年, 叶正寅

计算物理 2002, 19 (2): 173-176.

摘要（267）

PDF （150KB）（1167）

以非定常N-S方程为主管方程,采用时间推进的方法,计算翼型振荡的瞬态非定常气动力,并与带有结构非线性的颤振方程耦合求解,计算了带有结构刚度非线性(间隙型,三次型刚度非线性)和结构阻尼非线性(三次型阻尼非线性)的结构响应特性和颤振特性.计算研究表明,由于同时具有结构和气动非线性,振荡极限环和气动力极为复杂.

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超临界翼型的跨音速抖振特性

牟让科, 杨永年, 叶正寅

计算物理 2001, 18 (5): 477-480.

摘要（380）

PDF （163KB）（1267）

以二维非定常N-S方程为基本方程,计算跨音速翼型升力系数的时间历程.根据升力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界,以超临界机翼DFVLR-R2和传统翼型NACA0012为研究对象,研究了两种翼型的抖振特性,计算结果表明,在超临界翼型的设计马赫数附近,超临界翼型具有良好的抖振特性.

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三维非结构粘性网格生成方法

王刚, 叶正寅, 陈迎春

计算物理 2001, 18 (5): 402-406.

摘要（234）

PDF （365KB）（1140）

描述了一套适合粘性流动计算的三维非结构网格自动生成方法.在物面附近的粘性作用区域,采用推进层方法生成各向异性的"扁平"四面体网格,并通过一定的网格伸长控制参数,实现整个流场区域网格高度的平滑过渡.当粘性网格的推进高度达到预定要求时,推进层方法自动停止,转而采用阵面推进方法生成常规意义的尽量接近正四面体的各向同性网格.同时给出了利用该方法生成的M6机翼非结构粘性网格来求解机翼粘性绕流的简单算例.

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利用N-S方程模拟机翼气动弹性的一种计算方法

叶正寅, 王刚, 杨永年, 杨炳渊

计算物理 2001, 18 (5): 397-401.

摘要（284）

PDF （194KB）（1690）

利用一种双时间方法求解三维非定常N-S方程,得到与任意非定常运动对应的气动力,在求解非定常气动力的同时,在时间域内用二阶龙格库塔方法求解机翼弹性运动方程,从而模拟粘性流动中的气动弹性全过程.为保证网格生成效率,采用无限插值理论生成O-H型代数网格,考虑了机翼变形时的网格生成问题,并得到计算结果.

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二维非结构网格生成及Euler方程计算的方法研究

叶正寅, 杨永年, 钟诚文, 张仲寅, 陈迎春

计算物理 1999, 16 (6): 669-674.

摘要（267）

PDF （301KB）（1279）

用离翼型表面最小距离作为阵面推进法中的参数选择依据,生成二维问题的非结构网格。这种方法抛弃了传统的背景网格观念,直接提供网格生成过程中所需的背景信息。在求解Euler 方程时,用格心格式的有限体积法作空间离散,用四步Runge-Kutta 方法作时间推进,采用不同的加速收敛措施获得定常流动。提出了两种边界条件的构造办法,并讨论了不同边界条件对结果的影响。

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计入分离涡时飞机机翼振动的极限环现象

叶正寅, 杨永年

计算物理 1997, 14 (S1): 579-580,578.

摘要（280）

PDF （152KB）（1090）

通过同时求解机翼弹性运动方程和空气动力方程,对机翼的流固耦合问题进行了数值仿真。在空气动力计算中仔细地模拟了机翼在较大迎角时从机翼前缘和侧缘处卷起的分离涡。通过不同机翼、不同状态的仿真结果,发现如下结论:(1)机翼前缘或侧缘分离涡将使机翼颤振临界速度降低,且机翼的基本迎角越大,颤振临界速度越低;(2)机翼前缘后掠角减小,分离涡对颤振性质的不利影响有所减缓;(3)在一定条件下,会出现稳定的极限环。

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